Да, конечно, стабилизатора - я поправил текст...
Рад, что Вы согласны со мной про "каким образом работает ГО" при задней центровке, а то ... а то - согласны не все ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 09:42:41)

Если отказаться "временно" от отделения передней части фюзеляжа на эшелоне, то моему мнению при реализации сценария 2 "по meovoto" (левый двигатель утратил тягу) должно быть так ...
1) Из-за "разнотяга" двигателей появляется существенный угол рыскания "влево";
2) Из-за существенного рыскания "влево" затеняется левая часть крыла (в районе примыкания к фюзеляжу) и левая часть ГО;
3) Из-за затенения подъемная сила на крыле и на ГО уменьшается по модулю, а точка приложения подъемной силы на крыле и ГО смещается вправо;
4) Из-за смещения точки приложения возникает момент крена и соответственно растет угол крена;
5) Из-за уменьшения модуля подъемной силы на крыле самолет переходит на нисходящую траекторию;
6) Из-за того, что крыло имеет больший размах, чем стабилизатор, а длина затеняющего тела (затеняющей части фюзеляжа) для стабилизатора существенно больше, чем для крыла, относительное уменьшение подъемной силы на крыле существенно меньше, чем на ее относительное уменьшение на ГО;
7) Из-за разницы относительного уменьшения подъемной силы на крыле и на ГО продольный момент от подъемной силы на крыле уменьшается меньше, чем продольный момент от подъемной силы на ГО;
8) Поскольку в горизонтальном полете самолет был сбалансирован (М_кр = -М_го) непропорциональное уменьшение моментов приводит к разбалансировке, что в случае передней центровки приводит к уменьшению угла атаки, а раз самолет находится уже на нисходящей траектории к пикированию;
9) Если у самолета в горизонтальном полете была задняя центровка, то непропорциональное уменьшение моментов приведет к обратному эффекту - кабрирующий момент от крыла уменьшится в меньшей степени, чем пикирующий момент от ГО (задняя центровка) и начнется рост угла атаки, соответственно сваливание и штопор;
10) Проблемы этих рассуждений (которые я вижу) в том, что:
     - они даны для "плоской" траектории самолета, а в реальности траектория самолета не будет плоской из-за возникновения боковой аэродинамической силы при появлении крена - соответственно надо "додумывать", а что будет дальше (из-за "искривления" траектории в двух плоскостях ...
     - мы "временно" отказались от разрушения передней части самолета на эшелоне, но она-то на самом деле разрушилась ...когда?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 09:31:42)

Разница только в том, что Вы указываете причину утраты тяги ("в левом двигателе произошел взрыв из-за ..."), а я - нет ...

У меня тоже нет абсолютной уверенности, что это произошло именно на высоте 10 000 метров, вопрос - когда? Тут важно место падения фрагментов, в частности кокпита. Про траекторию кокпита считал uschen, считал - я. Получается, что существенное влияние на результат оказывает угол наклона траектории в момент его отделения .. надо бы повторить эти расчеты ... проанализировать ...
Для того чтобы добиться желаемого результата uschen (как я его понял) - уменьшал массу отделившейся части, но у меня то же самое получалось и при изменении угла бросания (отделение при пологом (до 60 градусов наклон траектории) пикировании ... что было на самом деле?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 09:54:40)

Нет, он написал, что "возрастает лобовое сопротивление, падает воздушная скорость и... растёт угол атаки" ... про крен и возможный "переворот" он ничего не писал (тем более - не отрицал), а лобовое сопротивление действительно возрастет - он прав, и рост лобового сопротивления действительно будет способствовать падению воздушной скорости - с этим невозможно спорить. Вот только (как мне кажется) из-за затенения крыла и ГО (причем в разной степени) продольно устойчивый самолет с передней центровкой должен перейти в пикирование ...

bootblack, это не разговор. Напишите на какой секунде полета после поражения МН17 "переворачивать и пикировать", тогда есть возможность что-то обсуждать ...

bootblack, как мне кажется я в "компании с этим" Мещеряковым, который сказал (близко к тексту), что по радарным отметкам после дробления цели невозможно определить положение МН17

Было у меня ДТП в прошлом году ... повез я сына (свидетель) в ГАИ. Он у меня и спрашивает - "Пап, а что говорить-то?" ... я ему ответил - "Сына, как было - то и говори" ... В итоге - я сказал - "Я начал движение, после чего девушка на внедорожнике перекрыла мою полосу движения" (я уверен в этом - не лукавил) ... сын сказал - "Девушка на внедорожнике перекрыла полосу движения нашего автомобиля, после чего папа начал движение" ...
Вот ... 2 свидетеля (если меня рассматривать в качестве такового), а показания - кардинально разные ...

Другой был случай (2 года назад) - налоговая не признала надлежащими счета-фактуры поставщика и доначислила НДС и пени. В основание положила протокол допроса директора поставщика. Он показал на допросе - "Я эти счета-фактуры не подписывал" ... обжаловали решение налоговой в арбитражном суде. Вызвали в качестве свидетеля этого же самого директора и он сказал судье - "Подпись на этих счетах-фактурах моя" ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 11:31:21)

Вот-вот - когда судья спросила у того директора - "Но как же так? Ведь видно без эксперта, что подписи на этих счета-фактурах и на этих - совершенно разные!" ... тот директор сказал - "Подписывал "на коленке" ...

О, bootblack, я понял - где наши "переговорные" позиции могут быть сближены (причем (скрывать не буду) в мою сторону ...

Не может быть "углом атаки на кабрирование", вот - смотрите ...

uschen выложил очень наглядную картинку (для случая передней центровки самолета).
На кабрирование может быть - только суммарный продольный момент. Тут (на этом рисунке) самолет сбалансирован (Y*a = Y_го*L_го).
А если Y*a будет меньше, чем Y_го*L_го, то будет кабрирование. То есть - никакого "возращался на пузо с углом атаки на кабрирование", а именно "возвращался на пузо" с моментом от ГО "на кабрирование" большим, чем момент от крыла на пикирование.
Теперь будем думать ... в горизонтальном полете у МН17 - было Y*a = Y_го*L_го (до поражения).
А при "возвращался на пузо" - стало Y*a меньше Y_го*L_го ...
Но простите, с какого "бодуна"? Если МН17 мог перейти в пикирование только в том случае - если у него стало Y*a больше Y_го*L_го (иначе в пикирование никак не попасть ...
Кто переставил ГО?

П.С. Тут,  bootblack, Вам не "скрыться" за фразой "не хотите переворачивать боинг". Тут - самолет уже "возращался на пузо", то есть - не было перевернутого положения (когда подъемная сила от крыла направлена вниз)

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 13:18:56)

Какие "эти -30"? Когда - "самолет возвращался на пузо"

П.С. Потом, bootblack, я Вас прошу - распечатайте картинку uschen на принтере. Переверните картинку "вверх ногами". Зачеркните вектор силы тяжести G. Теперь пририсуйте его от той же точки, но в противоположную сторону. Теперь запишите балансировочное уравнение - Y*a = Y_го*L_го
А теперь скажите мне - что изменилось? Что изменилось в балансировочном уравнении? Y? a? Y_го? Или может - L_го?
Ничего не изменилось, поскольку G приложено к ЦМ и значит не создает вклада в суммарный продольный момент.
Значит - самолет остался сбалансированным и продолжит полет с углом тангажа 0 градусов. Единственное -не горизонтальный полет, а полет со снижением. Но - никакого пикирования не будет, потому что тангаж как был 0 градусов - так и остался 0 градусов. Согласны? Или - опять "Я не спец в области"?

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 13:44:52)

Не, в моей логике даже самая-самая задняя центровка по сути передняя.
Но да, - беда.
Цитирую Бехтира.
"При задних центровках самолета 32 и 40% САХ подъемная сила крыла
Y1 создает большой кабрирующий момент Y1 · x1 > 0, который уравнове-
шивается пикирующим моментом силы тяги Py · y < 0 и горизонтального
оперения Y2 · x2 < 0. Положительная подъемная сила Y2 возникает в ос-
новном за счет отклонения руля высоты вниз"
Далее определения того, что нам надо:
"Самолет, статически устойчивый в продольном отношении, стремится самостоятельно
вернуться на заданный угол атаки (заданную перегрузку). Это свойство
самолета получило название продольной статической устойчивости по
перегрузке (по углу атаки)."
"Положение фокуса самолета выражается в процентах средней аэродина-
мической хорды (САХ) крыла, считая от ее начала (xф/ba·100%. где xф –
расстояние от начала ba до фокуса самолета).
Фокус самолета Ту-154М расположен на 60±5% САХ в зависимости от
скорости и высоты полета."
"При расположении центра масс самолета в его фокусе прирост подъем-
ной силы не создает восстанавливающего момента, так как Mz(ΔYс) = 0
(рис. 7.7, б). Центровка самолета, соответствующая этому положению цен-
тра масс, называется нейтральной xн = xф). Самолет при нейтральной цен-
тровке находится в состоянии безразличного равновесия, т. е. на границе
устойчивости и неустойчивости. Нейтральная центровка самолета Ту-154М
равна (60±5%) САХ"
"Предельно допустимая задняя центровка самолета Ту-154М в полете с
убранным шасси составляет 32% САХ. Следовательно, запас устойчивости
самолета характеризуется большим запасом центровки Δxт = 32% – 55% =
–23% САХ (для транспортных самолетов запас устойчивости должен быть
не менее 10% САХ)."
С одной стороны,  некоторая путаница сохраняется, между предельно передней 18% САХ и предельно  задней 32% САХ вклинилась какая-то "нейтральная" по устойчивости, 60% САХ.
Но - цифры с процентами указаны однозначно, и "те" стрелочки вверх прорисованы на картинках, а для слепых соответствующие слова приведены...
Ничего не поделаешь, Ваша взяла, у Ту-154 ГО тянет вверх, и он при этом продольно устойчив...
Остается вопрос - что же это такое творится в интернете?
Или все же какой-то есть еще подвох?
Я уже задумался над тем, что моя продольная устойчивость относится к планирующему полету, без двигателей (иначе, казалось бы - вытащил двигатели далеко вперед и будет устойчиво лететь, никуда не денется).
Только в планирующем полете самолет "тянут"за ц.т.
Но двигатели Ту-154 выше крыла и создают кабрирующий момент, т.е. без них ГО должно тянуть вверх еще больше.

P.S. А как Вам вот это понравится - (ссылку не смог сделать, пост - https://denokan.livejournal.com/133982. … ad=1195731)

P.P.S. Может вот где собака зарыта?
"Правильный ответ одинаков для всех самолетов классической схемы (центр давления крыла позади центра тяжести)"
Т.е. это определение самолетов "классической схемы" - центр давления крыла позади центра тяжести.
Что, конечно, не отменяет пересмотр моих интуитивных представлений об устойчивости.

Отредактировано uschen (2017-10-09 19:58:10)

Ура, bootblack, всегда рад найти единомышленника, а на приоритет - я не претендую ... 

О, и за это - спасибо, до 1 700 метров осталось каких-то 100 ... а объяснить - так качественно я же объяснял (пытался) - затенение крыла и ГО (непропорциональное), приводящее в совокупности к снижению, крену и стремлению самолета (при передней центровке) уменьшить угол атаки.
Совокупность трех этих факторов - неизбежное пикирование (причем с искривлением траектории в сторону двигателя утратившего тягу). Но количественно оценить моменты сил, моменты инерции и соответственно кривизну траектории ... тут реально надо быть опытным проектировщиком пассажирских самолетов ...

Отредактировано ТОВАРИЩ Х (2017-10-09 23:10:12)